RU2548535C2 - Изоляция окружного выступающего края внешнего корпуса турбомашины относительно соответствующего кольцевого сектора, ступень турбомашины и турбомашина - Google Patents
Изоляция окружного выступающего края внешнего корпуса турбомашины относительно соответствующего кольцевого сектора, ступень турбомашины и турбомашина Download PDFInfo
- Publication number
- RU2548535C2 RU2548535C2 RU2012126095/06A RU2012126095A RU2548535C2 RU 2548535 C2 RU2548535 C2 RU 2548535C2 RU 2012126095/06 A RU2012126095/06 A RU 2012126095/06A RU 2012126095 A RU2012126095 A RU 2012126095A RU 2548535 C2 RU2548535 C2 RU 2548535C2
- Authority
- RU
- Russia
- Prior art keywords
- annular
- protruding edge
- bottom wall
- stage
- turbine
- Prior art date
Links
Images
Classifications
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D25/00—Component parts, details, or accessories, not provided for in, or of interest apart from, other groups
- F01D25/24—Casings; Casing parts, e.g. diaphragms, casing fastenings
- F01D25/246—Fastening of diaphragms or stator-rings
-
- F—MECHANICAL ENGINEERING; LIGHTING; HEATING; WEAPONS; BLASTING
- F01—MACHINES OR ENGINES IN GENERAL; ENGINE PLANTS IN GENERAL; STEAM ENGINES
- F01D—NON-POSITIVE DISPLACEMENT MACHINES OR ENGINES, e.g. STEAM TURBINES
- F01D11/00—Preventing or minimising internal leakage of working-fluid, e.g. between stages
- F01D11/005—Sealing means between non relatively rotating elements
Abstract
Ступень турбины содержит колесо ротора, установленное внутри разделенного на сектора кольца, удерживаемого внешним корпусом. Каждый кольцевой сектор содержит задний край, имеющий кольцевую выемку, ограниченную передним кольцевым упором, задним кольцевым упором и донной стенкой. Внешний корпус содержит окружной выступающий край, размещенный в этой выемке, для крепления заднего края кольцевого сектора. Донная стенка кольцевой выемки кольцевого сектора выполнена смещенной в радиальном направлении относительно окружного выступающего края внешнего корпуса с возможностью формирования между ними изолирующего теплового пространства. Донная стенка кольцевой выемки содержит средства радиального размещения на окружном выступающем крае, образованные двумя контактными накладками, выступающими над донной стенкой кольцевой выемки. Другое изобретение группы относится к турбомашине, содержащей указанную выше ступень турбины. Группа изобретений позволяет повысить надежность ступени турбины. 2 н. и 7 з.п. ф-лы, 6 ил.
Description
Настоящее изобретение относится к ступени турбины турбомашины, такой как турбореактивный или турбовинтовой двигатель самолета. Турбина низкого давления турбомашины содержит множество ступеней, каждая из которых содержит направляющий сопловый аппарат, образованный кольцевым рядом неподвижно установленных лопаток, расположенных на внешнем корпусе, и колесом с лопатками, установленным вращающимся сзади направляющего соплового аппарата в кожухе, имеющем форму цилиндра или усеченного конуса и образованном кольцевыми секторами, закрепленными по окружности стык в стык на внешнем корпусе.
Находящиеся под давлением горячие газы, истекающие из камеры сгорания турбомашины, проходят через лопатки направляющих сопловых аппаратов и попадают на лопатки колес турбины, что приводит к повышению температуры кожухов, образованных кольцевыми секторами. Как это описывается, например, в патенте FR 2899273, принадлежащем заявителю, внешний корпус содержит по меньшей мере один окружной выступающий край крепления задних краев кольцевых секторов. Известно, что каждый кольцевой сектор содержит задний край, образованный кольцевой выемкой, ограниченной передним кольцевым упором, задним кольцевым упором и донной стенкой; причем эта выемка вставляется на окружной выступающий край корпуса; причем кольцевой сектор удерживается в осевом положении на выступающем крае посредством кольцевых упоров выемки.
Поверхность контакта окружного выступающего края корпуса и каждого кольцевого сектора является большой; причем большая часть теплоты кольца подается к внешнему корпусу посредством данного окружного выступающего края. В процессе эксплуатации температура последнего может достигать около 730°С, что является допустимым пределом для используемого материала.
В результате этого возникает большая опасность разрушения окружного выступающего края и внешнего корпуса.
Задачей изобретения является, в частности, разработка простого, эффективного и экономически оправданного решения данной проблемы. Для этого в нем предлагается ступень турбины, содержащая колесо ротора, установленное внутри разделенного на сектора кольца, удерживаемого на внешнем корпусе; причем каждый кольцевой сектор содержит задний край, имеющий кольцевую выемку, ограниченную передним кольцевым упором, задним кольцевым упором и донной стенкой; причем внешний корпус содержит по меньшей мере один окружной выступающий край, размещенный в этой выемке, для крепления заднего края кольцевого сектора, отличающаяся тем, что донная стенка кольцевой выемки кольцевого сектора остается смещенной в радиальном направлении относительно окружного выступающего края внешнего корпуса таким образом, чтобы между ними образовалось изолирующее тепловое пространство, и содержит средства радиального размещения на этом окружном выступающем крае.
Таким образом, контактная поверхность между окружным выступающим краем и каждым кольцевым сектором сильно ограничена и ограничивает, таким образом, нагревание окружного выступающего края и, в более широком смысле, внешнего корпуса.
Предпочтительно, чтобы средства радиального размещения содержали по меньшей мере две контактные накладки, выступающие над донной стенкой кольцевой выемки.
Контактная поверхность между кольцевым сектором и окружным выступающим краем, таким образом, ограничена поверхностью краев контактных накладок.
Предпочтительно также, чтобы контактные накладки были расположены на окружных краях донной стенки.
Это позволяет обеспечить хорошее размещение кольцевого сектора против окружного выступающего края. Однако, поскольку окружное расширение кольца больше расширения окружного выступающего края, происходит относительное перемещение между контактными накладками и окружным выступающим краем в процессе эксплуатации турбомашины, приводя к их трению и износу.
Предпочтительно, чтобы контактные накладки были расположены на расстоянии от срединной осевой плоскости донной стенки для обеспечения хорошего радиального размещения кольцевого сектора. Предпочтительно также, чтобы контактные накладки были расположены между срединной осевой плоскостью и окружными краями донной стенки для ограничения изнашивания вышеупомянутых находящихся в контакте конструктивных элементов.
Предпочтительно также, чтобы каждый кольцевой упор содержал радиальную поверхность, вытянутую по всей окружности кольцевого сектора, окружной выступающий край внешнего корпуса, установленный без зазора между этими поверхностями кольцевых упоров кольцевого сектора.
Таким образом, обеспечивается герметичность между окружным выступающим краем и кольцевым сектором.
Контактные накладки могут иметь форму параллелепипеда.
Также предпочтительно, чтобы окружной выступающий край внешнего корпуса был ограничен в осевом направлении кольцевыми упорами для обеспечения хорошего размещения кольцевого сектор на внешнем корпусе.
Предпочтительно, чтобы соотношение контактной поверхности контактных накладок и донной поверхности кольцевой выемки составляло 0,1-0,25. Изобретение относится, кроме того, к турбомашине, такой как турбореактивный или турбовинтовой двигатель самолета, отличающейся тем, что она содержит ступень турбины низкого давления согласно изобретению.
Изобретение станет лучше понятно, а другие детали, отличительные особенности и преимущества изобретения проявятся более отчетливо после изучения нижеследующего описания, которое приведено в качестве примера, не имеющего ограничительного характера, со ссылкой на прилагаемые чертежи, на которых:
фиг. 1 представляет собой схематичный частичный вид осевого разреза турбины низкого давления согласно достигнутому уровню техники;
фиг. 2 представляет собой в увеличенном масштабе вид части фиг. 1;
фиг. 3 представляет собой в увеличенном масштабе фиг. 2, изображающую монтаж заднего края кольцевого сектора на окружном выступающем краю внешнего корпуса;
фиг. 4 представляет собой вид, соответствующий фиг. 3 и иллюстрирующий изобретение;
фиг. 5 представляет собой частичный вид в изометрии кольцевого сектора согласно изобретению;
- фиг. 6 представляет собой вид в изометрии кольцевого сектора, изображенного на фиг. 5.
Фиг. 1-3 изображают турбину низкого давления 1 турбомашины на базе достигнутого уровня техники, содержащую множество ступеней, каждая из которых содержит направляющий сопловый аппарат 2 с неподвижно установленными лопатками 3, удерживаемый внешним корпусом 4 турбины, и колесо ротора 5, установленное после направляющего соплового аппарата 2 и вращающееся в кожухе, имеющем по существу форму усеченного конуса и образованном кольцевыми секторами 6, удерживаемыми по окружности стык в стык корпусом 4 турбины. Направляющие сопловые аппараты 2 содержат внутренние (не показаны) и внешние 7 стенки, имеющие форму тела вращения, которые ограничивают между собой кольцевую трубку тока 8 для истечения газов в турбине и радиально соединены посредством лопаток 3.
Колеса ротора 2 жестко соединены с валом турбины (не показан), каждое из которых содержит внешние 9 и внутренние (не показаны) кольца; причем внешнее кольцо 9 содержит внешние радиальные ребра жесткости 10, вокруг которых снаружи имеется небольшой зазор с кольцевыми секторами 6.
Каждый кольцевой сектор 6 содержит стенку 11, имеющую форму усеченного конуса, и массив истираемого материала 12, который прикреплен путем припаивания и/или приваривания к внутренней радиальной поверхности стенки 11, имеющей форму усеченного конуса; причем этот массив 12 относится к типу сотовой структуры и предназначен для истирания путем трения о ребра жесткости 10 колеса 5 для сведения к минимуму радиального зазора между колесом 5 и кольцевыми секторами 6.
Стенка 11, имеющая форму усеченного конуса, кольцевого сектора содержит задний край 13, имеющий кольцевую выемку, открытую наружу и ограниченную передним кольцевым упором 14, задним кольцевым упором 15 и донной стенкой 16. Каждый кольцевой упор 14, 15 содержит поверхность, вытянутую по всей окружности кольцевого сектора 6. Донная стенка 16 содержит, кроме того, задний кольцевой желобок 17 и передний кольцевой желобок 18, позволяющие осуществлять механическую обработку выемки (фиг. 3).
Задний край 13 каждого кольцевого сектора 6 вставлен в кольцевое пространство 19, ограниченное двумя кольцевыми выступающими краями внешней стенки 7 направляющего соплового аппарата 2, расположенного сзади, соответственно, радиально внутренним выступающим краем 20 и радиально внешним выступающим краем 21, ориентированным вперед. Внешний корпус 4 содержит внутренний окружной выступающий край 22, сечение которого имеет форму повернутого назад крючка, вставленного в выемку стенки 11, имеющей форму усеченного конуса, кольцевого сектора, и который удерживается в ней радиально внешним выступающим краем 21 направляющего соплового аппарата 2. Окружной выступающий край 22 внешнего корпуса 4 ограничен в осевом направлении кольцевыми упорами 14, 15 кольцевого сектора 6; причем такое ограничение существует на всех этапах работы турбомашины.
В частности, упомянутый выступающий край 22 содержит радиально внешнюю кольцевую поверхность, упирающуюся в радиально внешний выступающий край 21 направляющего соплового аппарата, и радиально внутреннюю кольцевую поверхность, упирающуюся в донную стенку 16 кольцевого сектора.
Осевой зазор j1 образован между передним краем радиально внешнего выступающего края 21 и зоной сопряжения 23 выступающего края 22 и внешнего корпуса 4. Этот зазор позволяет компенсировать последствия расширения и может стать практически нулевым во время работы турбомашины.
Кольцевой сектор 6 зафиксирован, таким образом, своим задним краем 13 на окружном выступающем краю 22 корпуса посредством направляющего соплового аппарата 2; причем герметичность между окружным выступающим краем 22 и кольцевым сектором 6 обеспечена осевыми упорами 14, 15 и донной стенкой 16.
Кольцевой сектор 6 также закреплен своим передним краем на корпусе средствами, конструкция которых в данном случае подробно рассматриваться не будет.
В процессе работы газы, истекающие из камеры сгорания, нагревают кольцевые сектора 6; теплота затем передается путем проводимости окружному выступающему краю 22 корпуса.
Таким образом, поверхности проводимости или контактная поверхность между кольцевым сектором 6 и окружным выступающим краем 22 является большой, причем на практике температура выступающего края 22 может достигать предельного значения, например 730°С, которое является максимально допустимым для обычно используемого материала. Кольцевой сектор, согласно изобретению, изображен на фиг. 4-6. Он отличается от кольцевого сектора, описание которого было приведено ранее, тем, что донная стенка 16 кольцевой выемки содержит по меньшей мере две радиально выступающие наружу контактные накладки 24, края которых образуют поверхности 25, опирающиеся на окружной выступающий край 22. Контактные накладки 24 предпочтительно расположены рядом с передним упором 14 кольцевого сектора 6. Таким образом, контактная поверхность между окружным выступающим краем 22 и кольцевым сектором 6 ограничена, и между донной стенкой 16 и внутренней стенкой окружного выступающего края 22 образуется воздушная изолирующая прослойка.
Соотношение между контактной поверхностью контактных накладок 24 и донной поверхностью 16 составляет 0,1-0,25.
На практике во время работы турбомашины такая конструкция позволяет уменьшить приблизительно на 40°С температуру окружного выступающего края 22.
Согласно варианту практической реализации, изображенному на фиг. 5 и 6, контактные накладки 24 имеют форму параллелепипеда и расположены на окружных краях донной стенки 16.
Предпочтительно, контактные накладки 24 расположены на расстоянии от срединной осевой плоскости Ρ донной стенки 16, с одной и другой ее стороны, и находятся между срединной осевой плоскостью Ρ и одним из окружных краев донной стенки 16. Действительно, поскольку каждый кольцевой сектор закреплен по окружности на корпусе средствами, расположенными в своей срединной плоскости Р, он расширяется относительно корпуса с одной и другой стороны срединной плоскости Р. Сближение контактных накладок 24 в плоскости Ρ снижает, таким образом, их трение об окружной выступающий край 22 корпуса. Их размещение на расстоянии от плоскости Ρ обеспечивает хорошее радиальное расположение кольцевого сектора на окружном выступающем крае 22, исключая любой риск качания кольцевого сектора с одной или с другой стороны срединной плоскости Ρ.
Кроме того, контактные накладки 24 могли бы иметь, по желанию, любую другую форму, например квадратную, цилиндрическую, усеченного конуса и т.д.
Claims (9)
1. Ступень турбины (1), содержащая колесо ротора (5), установленное внутри разделенного на сектора кольца, удерживаемого внешним корпусом (4), причем каждый кольцевой сектор (6) содержит задний край (13), имеющий кольцевую выемку, ограниченную передним кольцевым упором (14), задним кольцевым упором (15) и донной стенкой (16), причем внешний корпус (4) содержит по меньшей мере один окружной выступающий край (22), размещенный в этой выемке, для крепления заднего края (13) кольцевого сектора (6), отличающаяся тем, что донная стенка (16) кольцевой выемки кольцевого сектора (6) выполнена смещенной в радиальном направлении относительно окружного выступающего края (22) внешнего корпуса (4) с возможностью формирования между ними изолирующего теплового пространства и содержит средства (24) радиального размещения на этом окружном выступающем крае (22), образованные по меньшей мере двумя контактными накладками (24), выступающими над донной стенкой (16) кольцевой выемки.
2. Ступень турбины (1) по п. 1, отличающаяся тем, что контактные накладки (24) расположены на окружных краях донной стенки (16).
3. Ступень турбины (1) по п. 1, отличающаяся тем, что контактные накладки (24) расположены на расстоянии от срединной осевой плоскости (Р) донной стенки (16).
4. Ступень турбины (1) по п. 3, отличающаяся тем, что контактные накладки (24) расположены между срединной осевой плоскостью (Р) и окружными краями донной стенки (16).
5. Ступень турбины (1) по п. 1, отличающаяся тем, что каждый кольцевой упор (14, 15) содержит радиальную поверхность, вытянутую по всей окружности кольцевого сектора, причем окружной выступающий край (22) внешнего корпуса (4) установлен без зазора между радиальными поверхностями кольцевых упоров (14, 15) кольцевого сектора (6).
6. Ступень турбины (1) по п. 5, отличающаяся тем, что окружной выступающий край (22) внешнего корпуса (4) ограничен в осевом направлении кольцевыми упорами (14, 15).
7. Ступень турбины (1) по п. 1, отличающаяся тем, что контактные накладки (24) имеют форму параллелепипеда.
8. Ступень турбины (1) по п. 1, отличающаяся тем, что соотношение между контактной поверхностью контактных накладок (24) и донной поверхностью (16) кольцевой выемки составляет 0,1-0,25.
9. Турбомашина, такая как турбореактивный двигатель или турбовинтовой двигатель самолета, отличающаяся тем, что она содержит ступень турбины (1) по любому из пп. 1-8.
Applications Claiming Priority (3)
Application Number | Priority Date | Filing Date | Title |
---|---|---|---|
FR09/05657 | 2009-11-25 | ||
FR0905657A FR2952965B1 (fr) | 2009-11-25 | 2009-11-25 | Isolation d'un rebord circonferentiel d'un carter externe de turbomachine vis-a-vis d'un secteur d'anneau correspondant |
PCT/FR2010/052495 WO2011064496A1 (fr) | 2009-11-25 | 2010-11-24 | Isolation d'un rebord circonférentiel d'un carter externe de turbomachine vis-à-vis d'un secteur d'anneau correspondant |
Publications (2)
Publication Number | Publication Date |
---|---|
RU2012126095A RU2012126095A (ru) | 2013-12-27 |
RU2548535C2 true RU2548535C2 (ru) | 2015-04-20 |
Family
ID=42312955
Family Applications (1)
Application Number | Title | Priority Date | Filing Date |
---|---|---|---|
RU2012126095/06A RU2548535C2 (ru) | 2009-11-25 | 2010-11-24 | Изоляция окружного выступающего края внешнего корпуса турбомашины относительно соответствующего кольцевого сектора, ступень турбомашины и турбомашина |
Country Status (9)
Country | Link |
---|---|
US (1) | US8961117B2 (ru) |
EP (1) | EP2504529B1 (ru) |
JP (1) | JP5771217B2 (ru) |
CN (1) | CN102630268B (ru) |
BR (1) | BR112012012393B1 (ru) |
CA (1) | CA2781936C (ru) |
FR (1) | FR2952965B1 (ru) |
RU (1) | RU2548535C2 (ru) |
WO (1) | WO2011064496A1 (ru) |
Families Citing this family (11)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
JP5997835B2 (ja) * | 2012-04-27 | 2016-09-28 | ゼネラル・エレクトリック・カンパニイ | タービン組立体の中でハンガーとフェアリング組立体との間の軸方向の移動を制限するシステムおよび方法 |
EP2696037B1 (de) * | 2012-08-09 | 2017-03-01 | MTU Aero Engines AG | Abdichtung des Strömungskanals einer Strömungsmaschine |
JP6233578B2 (ja) * | 2013-12-05 | 2017-11-22 | 株式会社Ihi | タービン |
US10648362B2 (en) | 2017-02-24 | 2020-05-12 | General Electric Company | Spline for a turbine engine |
US10655495B2 (en) | 2017-02-24 | 2020-05-19 | General Electric Company | Spline for a turbine engine |
US20180347399A1 (en) * | 2017-06-01 | 2018-12-06 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Turbine shroud with integrated heat shield |
FR3071273B1 (fr) * | 2017-09-21 | 2019-08-30 | Safran Aircraft Engines | Ensemble d'etancheite de turbine pour turbomachine |
US10982559B2 (en) * | 2018-08-24 | 2021-04-20 | General Electric Company | Spline seal with cooling features for turbine engines |
FR3096395B1 (fr) * | 2019-05-21 | 2021-04-23 | Safran Aircraft Engines | Turbine pour une turbomachine, telle qu’un turboréacteur ou un turbopropulseur d’avion |
FR3100838B1 (fr) * | 2019-09-13 | 2021-10-01 | Safran Aircraft Engines | Anneau d’etancheite de turbomachine |
FR3109402B1 (fr) * | 2020-04-15 | 2022-07-15 | Safran Aircraft Engines | Turbine pour une turbomachine |
Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4687413A (en) * | 1985-07-31 | 1987-08-18 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine assembly |
US5641267A (en) * | 1995-06-06 | 1997-06-24 | General Electric Company | Controlled leakage shroud panel |
RU2256082C2 (ru) * | 1999-11-10 | 2005-07-10 | Снекма Мотёр | Соединение кольца, окружающего турбину, с конструкцией турбины |
FR2887920A1 (fr) * | 2005-06-29 | 2007-01-05 | Snecma | Dispositif de fixation de secteurs d'anneau sur un carter de turbine |
FR2899273A1 (fr) * | 2006-03-30 | 2007-10-05 | Snecma Sa | Dispositif de fixation de secteurs d'anneau sur un carter de turbine d'une turbomachine |
FR2931197A1 (fr) * | 2008-05-16 | 2009-11-20 | Snecma Sa | Organe de verrouillage de secteurs d'anneau sur un carter de turbomachine, comprenant des passages axiaux pour sa prehension |
Family Cites Families (16)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
FR2635562B1 (fr) * | 1988-08-18 | 1993-12-24 | Snecma | Anneau de stator de turbine associe a un support de liaison au carter de turbine |
US5553999A (en) * | 1995-06-06 | 1996-09-10 | General Electric Company | Sealable turbine shroud hanger |
JP3592932B2 (ja) * | 1998-05-22 | 2004-11-24 | 三菱重工業株式会社 | ガスタービン静翼と翼環の接触構造 |
DE19938443A1 (de) | 1999-08-13 | 2001-02-15 | Abb Alstom Power Ch Ag | Befestigungs- und Fixierungsvorrichtung |
US6435820B1 (en) * | 1999-08-25 | 2002-08-20 | General Electric Company | Shroud assembly having C-clip retainer |
DE10122464C1 (de) * | 2001-05-09 | 2002-03-07 | Mtu Aero Engines Gmbh | Mantelring |
US6733235B2 (en) * | 2002-03-28 | 2004-05-11 | General Electric Company | Shroud segment and assembly for a turbine engine |
US6902371B2 (en) * | 2002-07-26 | 2005-06-07 | General Electric Company | Internal low pressure turbine case cooling |
US20040219011A1 (en) * | 2003-05-02 | 2004-11-04 | General Electric Company | High pressure turbine elastic clearance control system and method |
JP4269829B2 (ja) * | 2003-07-04 | 2009-05-27 | 株式会社Ihi | シュラウドセグメント |
US7186078B2 (en) * | 2003-07-04 | 2007-03-06 | Ishikawajima-Harima Heavy Industries Co., Ltd. | Turbine shroud segment |
JP4200846B2 (ja) * | 2003-07-04 | 2008-12-24 | 株式会社Ihi | シュラウドセグメント |
US6942203B2 (en) * | 2003-11-04 | 2005-09-13 | General Electric Company | Spring mass damper system for turbine shrouds |
FR2867224B1 (fr) * | 2004-03-04 | 2006-05-19 | Snecma Moteurs | Dispositif de maintien axial de secteur d'entretoise pour anneau d'une turbine haute-pression de turbomachine |
US7217089B2 (en) * | 2005-01-14 | 2007-05-15 | Pratt & Whitney Canada Corp. | Gas turbine engine shroud sealing arrangement |
FR2899275A1 (fr) * | 2006-03-30 | 2007-10-05 | Snecma Sa | Dispositif de fixation de secteurs d'anneau sur un carter de turbine d'une turbomachine |
-
2009
- 2009-11-25 FR FR0905657A patent/FR2952965B1/fr not_active Expired - Fee Related
-
2010
- 2010-11-24 EP EP10805261.4A patent/EP2504529B1/fr active Active
- 2010-11-24 CA CA2781936A patent/CA2781936C/fr active Active
- 2010-11-24 US US13/511,021 patent/US8961117B2/en active Active
- 2010-11-24 CN CN201080053721.9A patent/CN102630268B/zh active Active
- 2010-11-24 WO PCT/FR2010/052495 patent/WO2011064496A1/fr active Application Filing
- 2010-11-24 JP JP2012540478A patent/JP5771217B2/ja active Active
- 2010-11-24 BR BR112012012393-9A patent/BR112012012393B1/pt active IP Right Grant
- 2010-11-24 RU RU2012126095/06A patent/RU2548535C2/ru active
Patent Citations (6)
Publication number | Priority date | Publication date | Assignee | Title |
---|---|---|---|---|
US4687413A (en) * | 1985-07-31 | 1987-08-18 | United Technologies Corporation | Gas turbine engine assembly |
US5641267A (en) * | 1995-06-06 | 1997-06-24 | General Electric Company | Controlled leakage shroud panel |
RU2256082C2 (ru) * | 1999-11-10 | 2005-07-10 | Снекма Мотёр | Соединение кольца, окружающего турбину, с конструкцией турбины |
FR2887920A1 (fr) * | 2005-06-29 | 2007-01-05 | Snecma | Dispositif de fixation de secteurs d'anneau sur un carter de turbine |
FR2899273A1 (fr) * | 2006-03-30 | 2007-10-05 | Snecma Sa | Dispositif de fixation de secteurs d'anneau sur un carter de turbine d'une turbomachine |
FR2931197A1 (fr) * | 2008-05-16 | 2009-11-20 | Snecma Sa | Organe de verrouillage de secteurs d'anneau sur un carter de turbomachine, comprenant des passages axiaux pour sa prehension |
Also Published As
Publication number | Publication date |
---|---|
CA2781936C (fr) | 2017-12-12 |
BR112012012393A2 (pt) | 2016-04-12 |
JP2013512382A (ja) | 2013-04-11 |
CA2781936A1 (fr) | 2011-06-03 |
FR2952965A1 (fr) | 2011-05-27 |
BR112012012393B1 (pt) | 2020-11-10 |
EP2504529B1 (fr) | 2013-10-09 |
WO2011064496A1 (fr) | 2011-06-03 |
CN102630268A (zh) | 2012-08-08 |
EP2504529A1 (fr) | 2012-10-03 |
RU2012126095A (ru) | 2013-12-27 |
US8961117B2 (en) | 2015-02-24 |
FR2952965B1 (fr) | 2012-03-09 |
CN102630268B (zh) | 2015-07-08 |
US20120288362A1 (en) | 2012-11-15 |
JP5771217B2 (ja) | 2015-08-26 |
Similar Documents
Publication | Publication Date | Title |
---|---|---|
RU2548535C2 (ru) | Изоляция окружного выступающего края внешнего корпуса турбомашины относительно соответствующего кольцевого сектора, ступень турбомашины и турбомашина | |
JP6866062B2 (ja) | タービンホイールカバープレートに取り付けられたガスタービン段間シール | |
US8444387B2 (en) | Seal plates for directing airflow through a turbine section of an engine and turbine sections | |
US8177493B2 (en) | Airtight external shroud for a turbomachine turbine wheel | |
US10662795B2 (en) | Rotary assembly for a turbomachine | |
US8678319B2 (en) | De-icing device of an aircraft gas-turbine engine | |
US8845284B2 (en) | Apparatus and system for sealing a turbine rotor | |
EP2636851B1 (en) | Turbine assembly and method for supporting turbine components | |
JP6630295B2 (ja) | ターボ機械用のロータアセンブリ | |
US9212567B2 (en) | Gas duct for a gas turbine and gas turbine having such a gas duct | |
JP2015078622A5 (ru) | ||
JP6405185B2 (ja) | タービン系の2次空気流を低減するシール部品 | |
US10190504B2 (en) | Combustor seal mistake-proofing for a gas turbine engine | |
US11015452B2 (en) | Gas turbine blade | |
US8974174B2 (en) | Axial flow gas turbine | |
EP3060765A1 (en) | Outer vane support ring including a strong back plate in a compressor section of a gas turbine engine | |
RU2648809C2 (ru) | Держатель трубы для удаления воздуха в турбомашине | |
JP5699132B2 (ja) | 機械的ブレード荷重伝達スリットを備えた航空機ターボエンジンのステータ用シェル | |
US10100652B2 (en) | Cover plate for a rotor assembly of a gas turbine engine | |
US20160090855A1 (en) | Turbine wheel for a turbine engine | |
US20130051995A1 (en) | Insulated wall section | |
JP2009191850A (ja) | 蒸気タービンエンジンとその組立方法 | |
US20180106161A1 (en) | Turbine shroud segment | |
WO2015061063A1 (en) | Vane outer support ring with no forward hook in a compressor section of a gas turbine engine | |
JP2015036549A (ja) | ターボ機械用のロータシャフト |
Legal Events
Date | Code | Title | Description |
---|---|---|---|
PD4A | Correction of name of patent owner |